FR2824598A1 - Ventilation of turbojet nacelle is obtained by means of cavities in structural arms of enclosure in turbine rear and orifices in exhaust casing external scroll and in enclosure walls - Google Patents
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Abstract
Description
revendications 14 à 26.claims 14 to 26.
L'invention concerne la ventilation interne de la nacelle The invention relates to the internal ventilation of the nacelle
entourant le corps d'un turboréscteur. surrounding the body of a turbojet engine.
Elle concerne plus précisément un dispositif de ventilation interne de la nacelle du corps d'un turboréscteur à double flux, cette nacelle du corps étant disposée entre une veine primaire d'écoulement d'un flux chaud et une veine secondaire d'écoulement d'un flux froid, et comportant en aval, dans le sens de l'écoulement des gaz, un carter d'échappement relié à une enceinte disposée à l'arrière de la turbine par u ne pl u ralité de bras structu raux traversa nt la veine pri ma i re, led it dispositif comportant des moyens d'échappement de l'air de ventilation More specifically, it relates to an internal ventilation device for the nacelle of the body of a turbofan with double flow, this nacelle of the body being disposed between a primary flow vein for a hot flow and a secondary flow vein for a cold flow, and comprising downstream, in the direction of gas flow, an exhaust casing connected to an enclosure arranged at the rear of the turbine by a pl u rality of structural arms crossing the pr vein ma i re, led it device comprising means for exhausting ventilation air
vers l'extérieur.outwards.
Cette nacelle, dite du corps dans le présent mémoire, par analogie avec la nacelle dite de soufflante qui entoure la soufflante et se prolonge vers l'aval dans le sens de l'écoulement des gaz afin de délimiter extérieurement la veine secondaire d'écoulement de flux froid, comporte un capot externe qui délimite intérieurement la veine de flux froid, et un carter interne qui délimite extérieurement la veine primaire. Ce carter interne est constitué d'amont en aval par les carters des compresseurs basse pression et haute pression, le carter de la chambre de combustion, les carters des turbines haute pression et basse pression, et enfin la virole externe du carter d'échappement. Les carters des turbines haute pression et basse pression sont équipés de couronnes d'aubes fixes qui s'étendent radialement vers l'axe de rotoration du turboréacteur dans la veine primaire dans une région o circulent les gaz à haute température délivrés par la chambre de combustion. Des couronnes d'aubes mobiles montées sur les rotors des turbines sont intercalées entre les couronnes d'aubes fixes. Afin d'améliorer les performances du moteur, il est nécessaire de régler les jeux entre les extrémités des aubes mobiles et les carters de turbine. Ceci est fait notamment par refroidissement des éléments soumis aux hautes températures au moyen d'un air de refroidissement prélevé This nacelle, known as the body in the present specification, by analogy with the so-called blower nacelle which surrounds the blower and extends downstream in the direction of gas flow in order to externally delimit the secondary flow vein of cold flow, has an external cover which internally delimits the cold flow vein, and an internal casing which externally delimits the primary vein. This internal casing is made upstream and downstream by the casings of the low pressure and high pressure compressors, the casing of the combustion chamber, the casings of the high pressure and low pressure turbines, and finally the outer shell of the exhaust casing. The casings of the high-pressure and low-pressure turbines are fitted with crowns of fixed blades which extend radially towards the axis of rotation of the turbojet engine in the primary stream in a region where the high temperature gases circulated by the combustion chamber circulate. . Movable blade crowns mounted on the turbine rotors are interposed between the fixed blade crowns. In order to improve the performance of the engine, it is necessary to adjust the clearances between the ends of the moving blades and the turbine casings. This is done in particular by cooling the elements subjected to high temperatures by means of cooling air taken off.
dans des étages des compresseurs basse pression et haute pression. in stages of low pressure and high pressure compressors.
La cavité interne de la nacelle du corps renferme une pluralité The internal cavity of the nacelle of the body contains a plurality
de conduits, notamment les conduits de prélèvement d'air pour le refroi- of ducts, in particular the air intake ducts for cooling
dissement des carters de turbine et la climatisation et pressurisation de I'habitacle de l'aéronef, les conduits de délivrance de combustible à la chambre de combustion, les conduits de délivrance d'huile vers les paliers des rotors et les conduits de retour d'huile. Cette cavité renferme également les moyens d'accrochage du turboréscteur sur un pylône. Le pylône s'étend en partie dans la cavité et doit être protégé contre les risques d'incendie. L'ensemble du pylône et de sa protection occupe un secteur de cavité qui s'étend sensiblement sur 90 et qui est disposé au voisinage des bras structuraux supportant l'enceinte et les paliers des turbines. La section de la nacelle du corps entourant les bras structuraux est donc partiellement occupée par le pylône. Cette section est d'une part soumise à des températures élevées et à des efforts mécaniques considérables du fait des forces axiales appliquées par les paliers et distribution of the turbine casings and the air conditioning and pressurization of the aircraft cabin, the fuel delivery pipes to the combustion chamber, the oil delivery pipes to the rotor bearings and the return pipes oil. This cavity also contains the means for attaching the turbojet engine to a pylon. The pylon partly extends into the cavity and must be protected against the risk of fire. The whole of the pylon and its protection occupies a cavity sector which extends substantially over 90 and which is arranged in the vicinity of the structural arms supporting the enclosure and the bearings of the turbines. The section of the nacelle of the body surrounding the structural arms is therefore partially occupied by the pylon. This section is on the one hand subjected to high temperatures and considerable mechanical stresses due to the axial forces applied by the bearings and
reprises par le pylône au travers des bras structuraux. taken up by the pylon through the structural arms.
L'air de refroidissement des carters de turbine est évacué à l'intérieur de la nacelle du corps après utilisation. Pour éviter que cet air réchauffé revienne vers la zone avant de la nacelle dont les parois sont en contact avec des fluides froids, il est prévu des moyens d'évacuation de l'air contenu dans la nacelle en aval des sections de turbine. Ces moyens d'évacuation sont réalisés sous la forme d'orifices ou de conduits qui mettent en communication l'intérieur de la nacelle avec l'extérieur du turboréacteur o règne une pression ambiante inférieure à la pression The cooling air of the turbine casings is exhausted inside the nacelle of the body after use. To prevent this heated air from returning to the front area of the nacelle, the walls of which are in contact with cold fluids, means are provided for discharging the air contained in the nacelle downstream of the turbine sections. These evacuation means are produced in the form of orifices or conduits which put the interior of the nacelle into communication with the exterior of the turbojet engine where an ambient pressure is lower than the pressure
régnant à l'intérieur de la nacelle du corps. reigning inside the nacelle of the body.
Ces orifices ou conduits d'évacuation sont actuellement prévus dans le capot externe de la nacelle dans un plan transversal perpendiculaire à l'axe de rotation du moteur, situé sensiblement au droit These orifices or evacuation conduits are currently provided in the external cover of the nacelle in a transverse plane perpendicular to the axis of rotation of the engine, located substantially at right
des bras structuraux du carter d'échappement. structural arms of the exhaust casing.
Lorsque le turboréacteur est équipé d'une nacelle de soufflante courte, les orifices sont ménagés dans un secteur angulaire de 270 dont les extrémités sont disposées de part et d'autre du secteur de pylône. L'air de refroidissement de la nacelle du corps est ainsi évacué à la sortie de la When the turbojet engine is equipped with a short fan nacelle, the orifices are provided in an angular sector of 270, the ends of which are arranged on either side of the pylon sector. The cooling air of the nacelle of the body is thus evacuated at the outlet of the
veine secondaire.secondary vein.
Lorsque le turboréacteur est équipé d'une nacelle de soufflante longue qui oblige les gaz froids de la veine secondaire à se mélanger aux gaz chaubs de la veine primaire à la sortie du carter d'échappement, il est en général prévu du côté opposé au pylône un conduit d'évacuation traversant la veine secondaire et débouchant dans le capot externe de la When the turbojet engine is fitted with a long fan nacelle which forces the cold gases from the secondary stream to mix with the chaub gases from the primary stream at the outlet of the exhaust casing, it is generally provided on the side opposite the pylon an evacuation duct crossing the secondary vein and opening into the external cover of the
nacelle de soufflante.blower nacelle.
La présence du pylône et les dispositions appliquées actuelle ment pour l'échappement des gaz circulant dans la nacelle du corps entranent une hétérogénéité thermique de la ligne des carters de turbine haute et basse pression qui conduit à des dégradations des performances par ouverture des jeux en sommet d'aubes, et crée un gradient thermique The presence of the pylon and the provisions currently applied for the exhaust of gases circulating in the nacelle of the body cause thermal heterogeneity of the line of the high and low pressure turbine casings which leads to degraded performance by opening the games at the top blades, and creates a thermal gradient
élevé dans les carters d'échappement qui limite leur durée de vie. high in the exhaust casings which limits their lifespan.
En outre, les bras structuraux supportant l'enceinte ne sont pas ventilés. Or, ces bras structuraux renferment les tubes d'alimentation et de récupération d'huile de l'enceinte arrière, et sont en contact avec les gaz chauds d'échappement. Il y a donc des risques de cokéfaction dans ces tubes, ce qui peut être préjudiciable pour la lubrification des paliers de turbine. Le but de l'invention est de proposer un dispositif de ventilation de la nacelle du corps tel que mentionné en introduction qui permette d'améliorer les performances globales du turboréscteur et d'augmenter la durée de vie du carter d'échappement et des composants de la nacelle par une diminution substantielle de la température de ces composants et In addition, the structural arms supporting the enclosure are not ventilated. However, these structural arms contain the supply and oil recovery tubes of the rear enclosure, and are in contact with the hot exhaust gases. There are therefore risks of coking in these tubes, which can be detrimental for the lubrication of the turbine bearings. The object of the invention is to propose a device for ventilating the nacelle of the body as mentioned in the introduction which makes it possible to improve the overall performance of the turbojet engine and to increase the life of the exhaust casing and of the components of the nacelle by a substantial decrease in the temperature of these components and
notamment des bras structuraux.including structural arms.
L'invention atteint son but par le fait que les moyens d'échappement sont formés par des cavités ménagées dans les bras structuraux et des orifices ménagés en correspondance avec lesdites cavités dans la virole externe du carter d'échappement et dans les parois de l'enceinte, ladite enceinte comportant notamment dans l'axe de rotation du turboréscteur un orifice permettant l'évacuation de l'air de ventilation The invention achieves its object by the fact that the exhaust means are formed by cavities formed in the structural arms and orifices formed in correspondence with said cavities in the outer shell of the exhaust casing and in the walls of the enclosure, said enclosure comprising in particular in the axis of rotation of the turbojet engine an orifice allowing the evacuation of the ventilation air
dans les gaz d'éjection de la turbine. in the turbine exhaust gases.
Avantageusement, les cavités des bras structuraux sont Advantageously, the cavities of the structural arms are
alimentées par un collecteur annulaire prévu en tête des bras. supplied by an annular collector provided at the head of the arms.
De préférence, le collecteur comporte des entrées d'air Preferably, the manifold has air inlets
disposées circonférentiellement en alternance avec les bras structuraux. arranged circumferentially alternately with the structural arms.
Ainsi l'air prélevé dans la nacelle du corps permet de refroidir efficacement la virole externe du carter d'échappement ainsi que ies bras structuraux. Afin de refroidir davantage les bras structuraux, les parois Thus the air taken from the nacelle of the body makes it possible to effectively cool the outer shell of the exhaust casing as well as the structural arms. In order to further cool the structural arms, the walls
internes de ces derniers pourront être équipées de perturbateurs. internal of the latter may be fitted with disturbers.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront Other advantages and characteristics of the invention will emerge
à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en on reading the following description given by way of example and in
référence aux dessins annexés, dans lesquels: la figure 1 est une coupe axiale d'un turboréacteur à double flux équipé du dispositif de ventilation de la nacelle du corps conforme à l'invention; la figure 2 est une coupe transversale du turboréacteur de la figure 1 au droit des bras du carter d'échappement; et la figure 3 est une coupe sensiblement axiale prise selon la reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is an axial section of a turbofan engine equipped with the device for ventilating the nacelle of the body according to the invention; Figure 2 is a cross section of the turbojet engine of Figure 1 to the right of the exhaust casing arms; and Figure 3 is a substantially axial section taken along the
lO ligne lil-lil de la figure 2.lO lil-lil line of figure 2.
La figure 1 montre un turboréacteur 1 à double flux qui comporte à l'avant une soufflante 2 entranée par un arbre 3 d'axe X et entourée par une nacelle de soufflante 4. Le flux d'air aspiré par la soufflante 2 est divisé en aval de la soufflante dans le sens de l'écoule ment de l'air, en un flux primaire 5 et un flux secondaire 6. L'air du flux primaire passe successivement par une section de compression 7, o il est comprimé, une section de combustion 8, o il est mélangé à du combustible et brûlé, puis une section de turbine 9, o les gaz issus de la section de combustion sont détendus et produisent un travail entraînant notamment l'arbre 3 de la soufflante 2, et enfin une section d'éjection des gaz. Une nacelle du corps 10, de forme allongée et annulaire, sépare la veine primaire 11 dans laquelle s'écoule le flux primaire 5 et la veine secondaire 12 dans laquelle s'écoule le flux secondaire 6. Les flux primaire 5 et secondaire 6 peuvent se rejoindre en aval de la section d'éjection. La nacelle du corps 10 comporte un carter de turboréacteur 14 du côté de la veine primaire 11 et un capot externe 15 du coté de la veine secondaire 12, et présente en aval de la section de turbine 9 un carter annulaire d'échappement 16 supportant intérieurement une enceinte 17 au moyen d'une pluralité de bras structuraux 18 traversant la veine primaire 11. L'enceinte 17 comporte notamment dans l'axe de rotation X de la soufflante 2 des paliers de support de turbines, et présente en aval un FIG. 1 shows a turbofan 1 having a double fan at the front, driven by a shaft 3 of axis X and surrounded by a fan nacelle 4. The air flow sucked by the fan 2 is divided into downstream of the blower in the direction of air flow, in a primary flow 5 and a secondary flow 6. The air in the primary flow passes successively through a compression section 7, where it is compressed, a section combustion 8, where it is mixed with fuel and burnt, then a turbine section 9, o the gases from the combustion section are expanded and produce work involving in particular the shaft 3 of the fan 2, and finally a gas ejection section. A nacelle of the body 10, of elongated and annular shape, separates the primary vein 11 in which the primary flow 5 flows and the secondary vein 12 in which the secondary flow 6 flows. The primary 5 and secondary 6 flows can be join downstream of the ejection section. The nacelle of the body 10 comprises a turbojet engine casing 14 on the side of the primary stream 11 and an external cover 15 on the side of the secondary stream 12, and has downstream of the turbine section 9 an annular exhaust casing 16 internally supporting an enclosure 17 by means of a plurality of structural arms 18 passing through the primary stream 11. The enclosure 17 comprises in particular in the axis of rotation X of the fan 2 turbine support bearings, and has downstream a
culot 19.base 19.
La référence 20 représente des moyens d'attache de la nacelle de noyau 10 sur un pylône non montré sur les dessins. Ces moyens d'attache 20 sont disposés à l'intérieur de la nacelle du corps 10 lépèrement en amont du carter d'échappement 16 et des bras structuraux 18. Un débit d'air de refroidissement F1 de la nacelle du corps 10 est prélevé dans la section de compression 7 et circule axialement vers The reference 20 represents means for attaching the core nacelle 10 to a pylon not shown in the drawings. These attachment means 20 are arranged inside the nacelle of the body 10 slightly upstream of the exhaust casing 16 and of the structural arms 18. A flow of cooling air F1 from the nacelle of the body 10 is taken from the compression section 7 and flows axially towards
l'aval à l'intérieur de la nacelle 10. downstream inside the nacelle 10.
Les carters de la section de turbine 9 sont également refroidis par un débit complémentaire d'air de refroidissement prélevé dans la section de compression 7 et guidé par des conduits spécifiques. Après utilisation, ce débit secondaire est évacué à l'intérieur de la nacelle du The casings of the turbine section 9 are also cooled by an additional flow of cooling air taken from the compression section 7 and guided by specific conduits. After use, this secondary flow is evacuated inside the nacelle of the
corps 10 et se mélange au débit d'air F1. body 10 and mixes with the air flow F1.
Selon l'invention, l'intérieur de la nacelle du corps 10 est mis en communication avec l'extérieur par des cavités 30 ménagées dans les bras structuraux 18, des orifices 31a et 31b ménagés en correspondance dans les parois internes de l'encointe 17, et un orifice axial 32 prévu à l'extrémité aval du culot 19. Le flux d'air de refroidissement F1 s'échappe According to the invention, the interior of the nacelle of the body 10 is placed in communication with the exterior by cavities 30 formed in the structural arms 18, orifices 31a and 31b formed in correspondence in the internal walls of the joint 17 , and an axial orifice 32 provided at the downstream end of the base 19. The flow of cooling air F1 escapes
ainsi axialement dans les gaz d'éjection de la turbine. thus axially in the turbine ejection gases.
Ainsi que cela est visible sur les figures 2 et 3, la référence 33 représente un orifice ménagé dans la virole externe 34 du carter d'échappement 16 en tête d'un bras structural 18. Chaque bras 18 est ainsi alimenté en air par un orifice 33. Ces orifices 33 débouchent dans un collecteur annulaire 35 entourant les têtes des bras structuraux 18. Ce collecteur annulaire 35 est alimenté en air par des entrées d'air 36 disposéss circonférentiellement en alternance avec les bras structuraux 18. Autrement dit, chaque entrée d'air 36 est disposoe sensiblement à égale distance des orifices 33 d'entrce dans les cavités 30 de deux bras structuraux 18 adjacents. Les entrées d'air 36 sont disposées à l'intérieur de la nacelle du corps 10 à faible distance de la virole externe 34. La section du collecteur annulaire 35, de forme globalement rectangulaire, est choisie de manière à assurer un refroidissement intensif de la virole externe 34 du carter d'échappement 16. Afin de favoriser davantage le refroidissement des bras structuraux 18, la paroi interne de ces derniers peut être équipée de perturbateurs ou picots 37, semblables à ceux As can be seen in FIGS. 2 and 3, the reference 33 represents an orifice formed in the external shell 34 of the exhaust casing 16 at the head of a structural arm 18. Each arm 18 is thus supplied with air by an orifice 33. These orifices 33 open into an annular manifold 35 surrounding the heads of the structural arms 18. This annular manifold 35 is supplied with air by air inlets 36 arranged circumferentially alternately with the structural arms 18. In other words, each inlet of air 36 is disposed substantially equidistant from the orifices 33 for entry into the cavities 30 of two adjacent structural arms 18. The air inlets 36 are arranged inside the nacelle of the body 10 at a short distance from the outer shell 34. The section of the annular manifold 35, of generally rectangular shape, is chosen so as to ensure intensive cooling of the external shroud 34 of the exhaust casing 16. In order to further promote the cooling of the structural arms 18, the internal wall of the latter can be fitted with disturbers or pins 37, similar to those
utilisés dans les aubes fixes d'une turbine à haute pression. used in the stationary blades of a high pressure turbine.
Dans un turboréacteur du type décrit ci-dessus, la température de l'air dans la nacelle de noyau 10 est de 250 C environ, la température des gaz d'échappement au droit des bras radiaux 18 est de 700 C environ. Dans les turboréscteurs actuels, les bras structuraux 18 ne sont pas ventilés. La virole externe 34 est à une température de 650 C environ, les bras 18 sont à une température voisine de 700 C, et l'enceinte 17 est à In a turbojet engine of the type described above, the temperature of the air in the core nacelle 10 is approximately 250 ° C., the temperature of the exhaust gases in line with the radial arms 18 is approximately 700 ° C. In current turbojet engines, the structural arms 18 are not ventilated. The outer shell 34 is at a temperature of approximately 650 C, the arms 18 are at a temperature close to 700 C, and the enclosure 17 is at
une température de 500 C.a temperature of 500 C.
En équipant le même turboréacteur d'un circuit d'échappement de l'air de ventilation F1 de la nacelle du corps 10, passant par le collecteur annulaire 35, les cavités 30 des bras radiaux 18 et les orifices 31a, 31b et 32 de l'enceinte 17, on peut escompter un abaissement de température de la virole externe 34 et des bras sttructuraux 18 d'au moins C, et un abaissement de la température de l'enceinte 17 supérieur à C. Ceci peut être obtenu avec un collecteur annulaire 35 ayant une épaisseur de 4 mm et une dimension axiale de 200 mm, et des orifices 33 ayant une dimension axiale de 60 mm et une largeur comprise entre 6 et mm. La diminution de température des bras structuraux 18 et de la vi role externe 34 augmente la durée de vie de ces pièces, ou la possi bi lité By equipping the same turbojet with an exhaust air circuit F1 for the nacelle of the body 10, passing through the annular manifold 35, the cavities 30 of the radial arms 18 and the orifices 31a, 31b and 32 of l enclosure 17, a lowering of the temperature of the outer shell 34 and of the structural arms 18 of at least C can be expected, and a lowering of the temperature of the enclosure 17 greater than C. This can be obtained with an annular collector 35 having a thickness of 4 mm and an axial dimension of 200 mm, and orifices 33 having an axial dimension of 60 mm and a width of between 6 and mm. The decrease in temperature of the structural arms 18 and of the external role 34 increases the service life of these parts, or the possibility
d'utiliser d'autres matériaux moins coûteux. to use other less expensive materials.
La faible épaisseur du coliecteur annulaire 35 permet son installation sans problème à l'intérieur de la nacelle du corps 10, notamment en regard de la tête de pylône. L'alimentation du collecteur 35 par les entrées d'air 36 réparties angulairement autour de l'axe X favorise une circulation axiale du débit d'air de refroidissement F1 à l'intérieur de la nacelle du corps 10. Les températures au niveau de la virole externe 34 The small thickness of the annular collector 35 allows its installation without problem inside the nacelle of the body 10, in particular opposite the pylon head. The supply of the manifold 35 by the air inlets 36 angularly distributed around the axis X promotes an axial circulation of the flow of cooling air F1 inside the nacelle of the body 10. The temperatures at the outer shell 34
sont plus homogènes que celles obtenues dans l'état de la technique. are more homogeneous than those obtained in the state of the art.
L'invention permet en outre une diminution des variations de The invention also allows a decrease in variations in
température de 40% en régime transitoire. 40% temperature in transient mode.
Claims (4)
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